編隊(duì)飛行航天器分布式協(xié)同控制方法研究.pdf

1、航天器編隊(duì)飛行系統(tǒng)通常由若干顆以特定的幾何編隊(duì)構(gòu)型在軌飛行的小航天器組成,航天器之間能夠進(jìn)行信息共享和相互協(xié)同,從而可以完成單一的傳統(tǒng)大航天器所不能完成的一項(xiàng)或多項(xiàng)復(fù)雜的空間任務(wù)。因此,航天器編隊(duì)飛行在軍事和民用領(lǐng)域都有廣泛的應(yīng)用前景。然而,為保證編隊(duì)飛行的實(shí)現(xiàn),有效的分布式協(xié)同控制技術(shù)是關(guān)鍵所在。在本文中,航天器分布式協(xié)同控制主要是指,通過編隊(duì)成員局部信息交互,在實(shí)現(xiàn)航天器絕對(duì)姿態(tài)跟蹤和隊(duì)形機(jī)動(dòng)的同時(shí),保證編隊(duì)成員的姿態(tài)一致性和編隊(duì)構(gòu)

2、型不變性。本文利用基于行為的控制和一致性理論,對(duì)上述編隊(duì)飛行航天器分布式協(xié)同控制問題進(jìn)行了深入研究。主要內(nèi)容包括如下四部分:
　　首先,研究了無外部擾動(dòng)和參數(shù)不確定性的理想情況下跟蹤時(shí)變參考姿態(tài)時(shí)的姿態(tài)協(xié)同控制問題。為便于輸入受限的協(xié)同控制器設(shè)計(jì),提出了一種新的無輸入受限約束的“比例–微分+前饋補(bǔ)償”(Proportion–Derivation plus Feedforward Compensation,PD+)協(xié)同控制器,其前饋

3、補(bǔ)償項(xiàng)是有界的;進(jìn)一步,考慮了存在控制輸入約束的情況,即要求控制輸入的幅值不能超過執(zhí)行機(jī)構(gòu)所能提供的最大力矩。通過引入一種特殊的非線性飽和函數(shù)、應(yīng)用雙曲正切函數(shù),分別提出了兩種輸入受限的全狀態(tài)反饋協(xié)同控制器?？紤]到角速度不可測(cè)量的情況,構(gòu)造了一種無源濾波,進(jìn)而提出了一種有界的、僅依賴于姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)和相對(duì)姿態(tài)四元數(shù)的協(xié)同控制器。對(duì)于所提出控制器,進(jìn)行了相應(yīng)的嚴(yán)格的Lypunov穩(wěn)定性證明。仿真結(jié)果表明,所提出的姿態(tài)協(xié)同控制器在實(shí)現(xiàn)整

4、體絕對(duì)姿態(tài)跟蹤的同時(shí),可以兼顧暫態(tài)過程中編隊(duì)成員間姿態(tài)一致性的要求。
　　其次,研究了存在外部擾動(dòng)、參數(shù)不確定性、拓?fù)淝袚Q和通信時(shí)延等情況下的魯棒姿態(tài)協(xié)同控制問題。通過允許雙曲正切函數(shù)和所提出的特殊的非線性飽和函數(shù)中某些參數(shù)隨時(shí)間變化,利用自適應(yīng)控制,提出了兩種連續(xù)的魯棒姿態(tài)協(xié)同控制器。這兩種控制器都滿足輸入受限約束,并且可以消除時(shí)變外部擾動(dòng)和參數(shù)攝動(dòng)對(duì)狀態(tài)收斂性的影響?；谏鲜鼋Y(jié)果,通過選取合適的Lyapunov-Krasovs

5、kii函數(shù),給出了一種適用于固定拓?fù)浜投ǔＭㄐ艜r(shí)延情況的自適應(yīng)魯棒協(xié)同控制器。并且,進(jìn)一步將這種控制器推廣到了拓?fù)淝袚Q和時(shí)變通信時(shí)延的情況。仿真結(jié)果驗(yàn)證了所提出的魯棒姿態(tài)協(xié)同控制器的有效性。
　　再次,研究了編隊(duì)飛行航天器進(jìn)行隊(duì)形機(jī)動(dòng)時(shí)的隊(duì)形協(xié)同控制問題。在編隊(duì)飛行航天器的相對(duì)軌道運(yùn)動(dòng)中,考慮參考航天器運(yùn)行在橢圓軌道上的一般情形。首先,選取了合理的信息變量,通過局部信息交互,這些信息變量在一致性算法作用下可以趨向一致,從而實(shí)現(xiàn)隊(duì)形

6、捕獲或隊(duì)形保持的目的。然后,參照前文姿態(tài)協(xié)同控制的結(jié)果,綜合利用一致性算法和基于行為的控制,給出了如下三種情況下的隊(duì)形協(xié)同控制器:(1)全狀態(tài)反饋;(2)無速度測(cè)量;(3)存在外部擾動(dòng)、參數(shù)不確定性、拓?fù)淝袚Q和通信時(shí)延?？刂破髟O(shè)計(jì)過程中,在一定程度上考慮了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸入飽和問題。數(shù)值仿真表明,所提出的隊(duì)形協(xié)同控制器在實(shí)現(xiàn)隊(duì)形機(jī)動(dòng)的同時(shí)可以保證高精度的隊(duì)形保持。
　　最后,在前文姿態(tài)協(xié)同控制和隊(duì)形協(xié)同控制研究結(jié)果的基礎(chǔ)上，研究了具有

7、姿態(tài)軌道耦合的編隊(duì)飛行航天器六自由度(Six Degree-of-Freedom,6DOF)魯棒協(xié)同控制問題。通過將姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)寫成統(tǒng)一的Euler-Lagrange方程的形式,建立了6DOF耦合模型。在存在參數(shù)不確定性和界值未知的時(shí)變外部擾動(dòng)情況下,應(yīng)用自適應(yīng)控制,提出了一種全狀態(tài)反饋的6DOF連續(xù)魯棒協(xié)同控制器。然后,考慮了角速度和速度信息不可測(cè)量的情況。利用一種特殊的線性濾波器,提出了一種輸出反饋的6DOF自適應(yīng)協(xié)同